DE724126C

DE724126C - A bumper strip that can be extended from the wing nose

Info

Publication number: DE724126C
Application number: DEB180607D
Authority: DE
Inventors: Dipl-Ing Gerhard Caroli
Original assignee: Messerschmitt AG
Current assignee: Messerschmitt AG
Priority date: 1937-11-06
Filing date: 1937-11-06
Publication date: 1942-08-19

Description

Aus der Flügelnase ausfahrbare Störleiste Bei Flugzeugtragflügeln, besonders bei solchen, bei denen die Profiltiefe oder -dicke nach den Flügelenden hin abnimmt, tritt die bekannte Erscheinung des seitlichen Abkippens bei großen Anstellwinkeln auf. Man wendet -bisher zur Vermeidung dieses besonders bei der Landung gefährlichen Mißstandes verschiedene Mittel an. Z. B. schränkt oder verwindet man den Flügel, oder man versieht das Flügelende mit einem relativ dickeren Profil; weiterhin kann durch besondere Gestaltung der Profilnase das Abkippen vermieden werden, z. B. durch Vergrößerung des Krümmungsradius der Profilnase nach den Flügelenden hin. Zu dem gleichen Zweck hat man auch schon die Anbringung fester Störleisten an der Flügelnase nur in den dem Rumpf benachbarten Flügelteilen vorgeschlagen. Ferner hat man ausschwenkbare Nasenteile vorgeschlagen, die. jedoch leine Krümmungsänderung der Nasenkontur bewirken, wie es bei der Nasenleiste der Fall ist. Die bekannteste Maßnahme ist die Anbringung von festen oder einfahrbaren Vorflügeln an den äußeren Tragflügellteilen, die das Abreißen der Strömung bei hohen Anstellwinkeln verhindern sollen.Disturbing strip that can be extended from the wing nose For aircraft wings, especially with those where the profile depth or thickness is towards the wing tips decreases, the well-known phenomenon of lateral tipping occurs with large ones Angles of attack. So far, you turn around to avoid this, especially when landing various means of dangerous maladministration. E.g. one restricts or twists the wing, or the wing tip is provided with a relatively thicker profile; furthermore, tilting can be avoided by the special design of the profile nose be e.g. B. by increasing the radius of curvature of the profile nose after the wing tips there. For the same purpose, one also has the attachment of fixed spoiler bars proposed on the wing nose only in the wing parts adjacent to the fuselage. Furthermore, swiveling nose parts have been proposed that. however, no change in curvature the contour of the nose, as is the case with the leading edge. The best known The measure is to attach fixed or retractable slats to the outer ones Airfoil parts that prevent the flow from tearing off at high angles of attack should.

Sämtliche angeführten Maßnahmen ergeben im Normal-, Schnell- bzw. Steigflug einen erheblichen Widerstand und bringen dadurch Leistungsverluste. Dies trifft rein theoretisch nicht in vollem Maße bei einfahrbaren Vorflügeln zu, ihre werkstattmäßige Ausführung gestattet aber erfahrungsgemäß niemals einen strömungstechnisch einwandfreien übergang, vor allem bei längerem Betrieb; sie ergeben also ebenfalls einen nicht geringen schädlichen Anteil am Gesamtwiderstand des Flugzeuges. Schließlich ist der Gewichtsaufwand für die Vorflügel selbst und für ihre Kinematik sehr groß. Wie nun bekannte Fälle zeigen, geben auch sie keine absolute Gewähr für Aufrecht:erhaltung der Querstabilität bei Anstellwinkeln im Landebereich. Mit der festen Nasenleiste wurden bisher verhältnismäßig gute Erfolge erzielt.All of the measures listed result in normal, rapid or Climbing flight creates considerable resistance and thus leads to a loss of performance. this theoretically does not fully apply to retractable slats, yours However, experience has shown that a workshop design never allows a fluidic flawless transition, especially with long-term use; so they also result a not insignificant harmful part of the total drag of the aircraft. In the end the weight required for the slats themselves and for their kinematics is very large. As well-known cases now show, they too do not give an absolute guarantee of maintenance the lateral stability at angles of attack in the landing area. With the fixed leading edge relatively good results have been achieved so far.

Erfindungsgemäß wird die Unstetigkeitsstellie an der Profilnase bzw. die Nasen- oder Störleiste einziehbar ausgeführt, wobei diese platten- oder streifenförmige Leiste nur in dem dem Rumpf benachbarten Flügelteil, dagegen nicht außen an der Flügelnase aus- und einfahrbar ist. Die erreichte- Wirkung ist dieselbe wie bei Anbringung eines Torflügels, mit dem Unterschied, daß wegen der für die Herstellung günstigeren Lage der Trennfuge zwischen festem und beweglichem Teil im Schnellflug eine wesentlich glattere Flügel.-oberfläche erhalten wird als bei Anwendung eines Vorflügels und daß dadurch der Widerstand im Schnellflug kleiner ist als bei einem sonst gleichen Flügel mit beweglichem Vorflügel. Ein weiterer Vorschlag der Erfindung geht dahin, daß beim Schnell- und Gleitflug und beim Anschweben zur Landung sich die Leiste innerhalb der Nasenkontur befindet und erst bei der letzten Anstellwinkelvergrößerung zum Erreichen des Höchstauftriebes, beispielsweise beim Ausfahren der Landeklappe beim Abfangen kurz vor dem Aufsetzen des Flugzeugs auf den Boden, die Leiste ausgefahren wird. In diesem Augenblick tritt ein Abreißen der Strömung, also eine:'uftriebsverminderung, an dem Flügelteil auf, an dem sich die Leiste befindet. Die Nasenleiste kann hierbei in Abhängigkeit von der Landeklappe über eine geeignete Kinematik o. dgl. derart gesteuert und verriegelt sein, daß ein Ausfahren der Nasenleiste nur bei ausgefahrener Landeklappe möglich ist.According to the invention, the point of discontinuity on the profile nose or the leading edge or spoiler bar is designed to be retractable, and is plate-shaped or strip-shaped Bar only in the wing part adjacent to the fuselage, but not on the outside of the The wing nose can be extended and retracted. The effect achieved is the same as with Attachment of a gate wing, with the difference that because of the production more favorable position of the parting line between the fixed and moving part in high-speed flight a much smoother wing surface is obtained than when using one Slat and that thereby the resistance in high-speed flight is smaller than with one otherwise same wing with movable slat. Another proposal of the invention goes to the point that in rapid and gliding flight and in hovering up to landing the bar is located within the nose contour and only at the last increase in the angle of attack to achieve maximum lift, for example when extending the landing flap when intercepting shortly before the aircraft touches down, the bar extended will. At this moment the flow breaks off, i.e. a decrease in lift, on the wing part on which the bar is located. The leading edge can do this depending on the landing flap via suitable kinematics or the like be controlled and locked so that an extension of the leading edge only when extended Landing flap is possible.

Durch diese Anordnungen erhält man' also im Normal-, Steig- und Schnellflug eine ungestörte Nasenkontur. Der Gewichtsaufwand ist im Vergleich zu den einfahrbaren Vorflügeln sehr gering, da die Kräfte auf die Leiste in ausgefahrenem Zustand ebenso wie die Antriebskräfte verhältnismäßig klein sind. Die Nachteile der eingangs angeführten Verfahren und Anordnungen werden also durch die Erfindung in vollem Umfange vermieden.With these arrangements you get 'so in normal, climb and high-speed flight an undisturbed nose contour. The weight expenditure is compared to the retractable ones Slats are very low, as the forces on the bar in the extended state are as well how the driving forces are relatively small. The disadvantages of the above Methods and arrangements are therefore avoided to the full extent by the invention.

In weiterer Ausbildung der Erfindung wird der Ausfahrvorgang durch hin auf Änderung des Staudrucks oder Anstellwinkels ansprechendes Organ, z. B. einen selbsttätig aus-und einfahrbaren Hilfsvorflügel, erreicht, dessen Größe im Vergleich zur Spannweite nur äußerst geringe Ausmaße zu besitzen braucht Die Anordnung und Ausführung ist so getroffen, daß der Vorflügel bei einem bestimmten Anstellwinkel selbsttätig ausfährt und diese Bewegung durch geeignete Vorrichtungen auf die Nasenleiste überträgt, gegebenenfalls über ein Relais.In a further embodiment of the invention, the extension process is carried out organ responding to a change in the dynamic pressure or angle of attack, e.g. B. a automatically extendable and retractable auxiliary slats, reached its size in comparison to have only extremely small dimensions to span the arrangement and Execution is made so that the slat is at a certain angle of attack extends automatically and this movement by means of suitable devices on the leading edge transmits, if necessary via a relay.

Auf der Zeichnung ist die erfindungsgemäße Ausführung der einziehbaren Nasenleisten mit Antriebsvorrichtung schematisch dargestellt, und zwar zeigen: Abb. i eine Nasenleiste mit Antrieb durch den Steuerknüppel, Abb.2 eine Nasenleiste mit Antrieb durch den Hilfsvorflügel in Draufsicht, Abb.3 die Ausführung nach Abb.2 im Querschnitt.In the drawing, the embodiment of the invention is the retractable Leading strips with drive device are shown schematically, namely: Fig. i a leading edge with drive by the control stick, Fig.2 a leading edge with Drive through the auxiliary slat in plan view, Fig.3 the version according to Fig.2 in cross section.

Der Steuerknüppel i in Abb. i, der bei Bewegung in Pfeilrichtung i' eine Steuerbegrenzung 2 besitzt, nimmt an ,einer bestimmten Stelle die Stange 3 mit, die dann ihrerseits den Winkelhebel q. um den flugzeugfesten Punkt 5 dreht. Hierdurch wird die Stange 6 in Pfeilrichtung 6' bewegt und über die Zwischenhebel 7 und 8 der Winkelhebel g gedreht und dadurch die Nasenleiste i o unter Zusammendrücken der Rückführfeder i i in die ausgefahrene Stellung 12 gebracht. Wird nun die Stange 13, die ihrer Lage nach der ausgefahrenen Stellung der Landeklappe entspricht, zwangsläufig durch Einfahren der Klappe in die Lage 14 gebracht, so wird der Hebel 7 um den. Punkt 15 in die Lage 7' gedreht: die Antriebsvorrichtung der Nasenleiste ist unterbrochen.The control stick i in Fig. I, which when moved in the direction of the arrow i ' has a control limit 2, assumes a certain point the rod 3 with, which in turn then adjusts the angle lever q. rotates around the aircraft-fixed point 5. As a result, the rod 6 is moved in the direction of arrow 6 'and via the intermediate lever 7 and 8, the angle lever g rotated and thereby the leading edge i o while being compressed the return spring i i brought into the extended position 12. Will now be the pole 13, which corresponds to its position after the extended position of the landing flap, inevitably brought by retracting the flap in the position 14, the lever 7 is around the. Point 15 rotated to position 7 ': the drive device of the leading edge is interrupted.

Die Nasenleiste 16 des Tragflügels 17 in Abb. 2 und 3, ebenso der Hilfsvorflügel 18 befinden sich in ausgefahrener Stellung. Die eingefahrenen Stellungen i9 und 2o sind gestrichelt eingezeichnet. Die Steuerung der Nasenleiste kann etwa in der in Abb. i gezeigten Art erfolgen, wobei an Stelle des Knüppels i der Vorflügel i 8 tritt.The leading edge 16 of the wing 17 in Figs. 2 and 3, as well as the Auxiliary slats 18 are in the extended position. The retracted positions i9 and 2o are shown in dashed lines. The control of the leading edge can be about in the manner shown in Fig. i, with the slat instead of the stick i i 8 occurs.

Die Erfindung kann Anwendung auf Tragflügel jeglicher Bauart und Klappenanordnung finden, ebenso auf Tragflügel mit normalen ein- und ausfahrbaren Vorflügeln an den äußeren Flügelteilen, die gleichzeitig als Steuer- und Antriebsorgane für die Nasenleiste benutzt werden können.The invention can be applied to airfoils of any design and flap arrangement found, as well as on wings with normal retractable and extendable slats on the outer wing parts, which at the same time act as control and drive elements for the leading edge can be used.

Claims

PATENT CLAIM: i. From the wing nose extendable spoiler bar -, characterized in that a plate or strip-shaped bar arranged on the Profilvor derkante near the stagnation point in high-speed flight can only be extended and retracted approximately in the direction of flight in the wing part adjacent to the fuselage.

2. spoiler according to claim i, characterized in that the spoiler (12, 16) depending on the landing flap via suitable kinematics or the like controlled or is locked, that an extending jamming strip (12, 16) is only possible when it is extended Landing flap is possible.

3. spoiler according to claim 1 and 2, characterized in that that they by a suitable, known device in such a way with the flap is connected that the Ausfahr.der landing flap the simultaneous extension of the Corresponds to jamming bar. q .. spoiler according to claim 1 to 3, characterized in that that the actuation of the spoiler bar by normal Vorflügiel. : or small auxiliary slats (18), if necessary with the interposition of a relay, takes place.